Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 414 AIRFOIL (goe414-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 414 AIRFOIL (goe414-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 8.6 at α=2.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe414-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe414-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 414 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.3137   0.12141   0.11532  -0.0294   1.0000   0.2070
  -8.750  -0.3343   0.12129   0.11533  -0.0277   1.0000   0.2119
  -8.500  -0.3681   0.12245   0.11667  -0.0258   1.0000   0.2134
  -8.250  -0.3389   0.11629   0.11045  -0.0237   1.0000   0.2209
  -8.000  -0.3583   0.11581   0.11010  -0.0215   1.0000   0.2266
  -7.750  -0.3937   0.11672   0.11120  -0.0189   1.0000   0.2285
  -7.500  -0.3709   0.11171   0.10615  -0.0169   1.0000   0.2379
  -7.250  -0.3979   0.11164   0.10622  -0.0141   1.0000   0.2424
  -7.000  -0.4335   0.11206   0.10681  -0.0112   1.0000   0.2439
  -6.750  -0.4149   0.10776   0.10250  -0.0088   1.0000   0.2547
  -6.500  -0.4471   0.10766   0.10254  -0.0070   1.0000   0.2588
  -6.250  -0.4437   0.10445   0.09938  -0.0043   1.0000   0.2660
  -6.000  -0.4648   0.10346   0.09847  -0.0039   1.0000   0.2744
  -5.500  -0.4880   0.09947   0.09460  -0.0048   1.0000   0.2919
  -5.250  -0.4755   0.09567   0.09084   0.0009   1.0000   0.2994
  -5.000  -0.4835   0.09319   0.08840   0.0003   1.0000   0.3106
  -4.750  -0.4874   0.09079   0.08601  -0.0004   1.0000   0.3247
  -4.500  -0.4868   0.08820   0.08344   0.0005   1.0000   0.3404
  -4.250  -0.4846   0.08551   0.08079   0.0029   1.0000   0.3572
  -4.000  -0.4579   0.08199   0.07723   0.0004   0.9913   0.3890
  -3.750  -0.3221   0.05528   0.04804  -0.0560   0.9845   0.1665
  -3.500  -0.2745   0.05178   0.04415  -0.0620   0.9732   0.1716
  -3.250  -0.2255   0.04833   0.04003  -0.0677   0.9621   0.1762
  -3.000  -0.1787   0.04627   0.03746  -0.0724   0.9511   0.1912
  -2.750  -0.1240   0.04433   0.03486  -0.0780   0.9411   0.2147
  -2.500  -0.0891   0.04367   0.03409  -0.0799   0.9285   0.2421
  -2.250  -0.0542   0.04354   0.03384  -0.0820   0.9159   0.2763
  -2.000  -0.0188   0.04327   0.03354  -0.0839   0.9036   0.3028
  -1.750   0.0205   0.04291   0.03296  -0.0865   0.8917   0.3268
  -1.500   0.0667   0.04253   0.03235  -0.0900   0.8809   0.3535
  -1.250   0.0986   0.04236   0.03209  -0.0911   0.8683   0.3858
  -1.000   0.1295   0.04211   0.03192  -0.0921   0.8559   0.4283
  -0.750   0.1625   0.04150   0.03170  -0.0932   0.8447   0.5127
  -0.500   0.2023   0.03966   0.03125  -0.0936   0.8353   1.0000
  -0.250   0.2341   0.04045   0.03146  -0.0952   0.8232   1.0000
   0.000   0.2544   0.04144   0.03211  -0.0950   0.8111   1.0000
   0.250   0.2785   0.04241   0.03278  -0.0954   0.8003   1.0000
   0.500   0.3190   0.04306   0.03311  -0.0977   0.7920   1.0000
   0.750   0.3291   0.04434   0.03423  -0.0963   0.7806   1.0000
   1.000   0.3498   0.04552   0.03522  -0.0963   0.7721   1.0000
   1.250   0.3725   0.04668   0.03620  -0.0965   0.7644   1.0000
   1.500   0.3865   0.04813   0.03751  -0.0958   0.7566   1.0000
   1.750   0.4089   0.04932   0.03857  -0.0960   0.7494   1.0000
   2.000   0.4240   0.05085   0.03998  -0.0955   0.7430   1.0000
   2.250   0.4320   0.05267   0.04172  -0.0945   0.7375   1.0000
   2.500   0.4629   0.05381   0.04274  -0.0957   0.7325   1.0000
   2.750   0.4630   0.05595   0.04482  -0.0940   0.7274   1.0000
   3.000   0.4698   0.05793   0.04676  -0.0930   0.7235   1.0000
   3.250   0.4859   0.05972   0.04848  -0.0930   0.7201   1.0000
   3.500   0.5113   0.06125   0.04995  -0.0937   0.7157   1.0000
   3.750   0.5093   0.06366   0.05234  -0.0922   0.7137   1.0000
   4.000   0.5130   0.06598   0.05464  -0.0913   0.7126   1.0000
   4.250   0.5180   0.06826   0.05692  -0.0905   0.7116   1.0000
   4.500   0.5241   0.07061   0.05926  -0.0900   0.7116   1.0000
   4.750   0.5304   0.07299   0.06164  -0.0895   0.7119   1.0000
   5.000   0.5380   0.07545   0.06411  -0.0893   0.7130   1.0000
   5.250   0.5482   0.07800   0.06667  -0.0894   0.7146   1.0000
   5.500   0.5658   0.08077   0.06945  -0.0904   0.7165   1.0000
   5.750   0.4959   0.08618   0.07501  -0.0867   0.7892   1.0000
   6.000   0.5260   0.08887   0.07770  -0.0886   0.7768   1.0000
   6.250   0.5256   0.08998   0.07884  -0.0866   0.7657   1.0000
   6.500   0.5380   0.09217   0.08105  -0.0865   0.7560   1.0000
   6.750   0.5711   0.09546   0.08435  -0.0889   0.7461   1.0000
   7.000   0.5743   0.09686   0.08580  -0.0875   0.7341   1.0000
   7.250   0.5806   0.09890   0.08787  -0.0867   0.7238   1.0000
   7.500   0.6047   0.10199   0.09101  -0.0881   0.7151   1.0000
   7.750   0.6218   0.10429   0.09335  -0.0884   0.7028   1.0000
   8.000   0.6203   0.10605   0.09515  -0.0869   0.6929   1.0000
   8.250   0.6537   0.11000   0.09916  -0.0894   0.6865   1.0000
   8.500   0.6475   0.11115   0.10037  -0.0873   0.6754   1.0000
   8.750   0.6573   0.11380   0.10308  -0.0873   0.6680   1.0000
   9.000   0.6776   0.11656   0.10590  -0.0880   0.6583   1.0000
   9.250   0.6765   0.11861   0.10800  -0.0870   0.6508   1.0000
   9.500   0.6964   0.12158   0.11106  -0.0879   0.6435   1.0000
<< Back to GOE 414 AIRFOIL (goe414-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 414 AIRFOIL (goe414-il)